GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il) Xfoil prediction polar at RE=500,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il) Reynolds number: 500,000 Max Cl/Cd: 89.23 at α=5.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe320-il-500000.txt Download as CSV file: xf-goe320-il-500000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.500 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-8.000 -0.1179 0.09097 0.08788 -0.0450 0.7747 0.0288
-7.750 -0.1096 0.08809 0.08500 -0.0469 0.7692 0.0294
-7.500 -0.1073 0.08450 0.08142 -0.0527 0.7630 0.0301
-7.250 -0.1010 0.08006 0.07692 -0.0625 0.7575 0.0302
-7.000 -0.0895 0.07714 0.07398 -0.0620 0.7529 0.0304
-6.750 -0.0758 0.07458 0.07144 -0.0618 0.7479 0.0305
-6.500 -0.0614 0.07199 0.06883 -0.0630 0.7427 0.0307
-6.250 -0.0460 0.06935 0.06614 -0.0651 0.7375 0.0309
-6.000 -0.0288 0.06660 0.06337 -0.0679 0.7324 0.0312
-5.750 -0.0100 0.06370 0.06046 -0.0712 0.7274 0.0317
-5.500 0.0105 0.06071 0.05741 -0.0747 0.7230 0.0322
-5.250 0.0520 0.05424 0.05064 -0.0880 0.7190 0.0342
-5.000 0.0687 0.05134 0.04771 -0.0887 0.7148 0.0344
-4.750 0.0881 0.04919 0.04558 -0.0892 0.7101 0.0346
-4.500 0.1094 0.04713 0.04349 -0.0902 0.7057 0.0349
-4.250 0.1328 0.04501 0.04129 -0.0915 0.7012 0.0354
-4.000 0.1582 0.04276 0.03894 -0.0932 0.6965 0.0361
-3.750 0.1991 0.03769 0.03346 -0.0981 0.6920 0.0388
-3.500 0.2211 0.03577 0.03153 -0.0986 0.6863 0.0390
-3.250 0.2448 0.03424 0.02991 -0.0990 0.6802 0.0393
-3.000 0.2704 0.03268 0.02832 -0.0997 0.6737 0.0399
-2.750 0.3075 0.02959 0.02471 -0.1009 0.6681 0.0436
-2.500 0.3312 0.02777 0.02286 -0.1014 0.6620 0.0440
-2.250 0.3571 0.02649 0.02158 -0.1018 0.6555 0.0444
-2.000 0.3840 0.02534 0.02035 -0.1022 0.6492 0.0452
-1.750 0.4167 0.02308 0.01760 -0.1023 0.6436 0.0495
-1.500 0.4434 0.02186 0.01642 -0.1027 0.6364 0.0500
-1.250 0.4707 0.02099 0.01548 -0.1029 0.6293 0.0509
-1.000 0.5019 0.01970 0.01378 -0.1028 0.6224 0.0559
-0.750 0.5292 0.01861 0.01269 -0.1030 0.6132 0.0567
-0.500 0.5571 0.01792 0.01195 -0.1031 0.6030 0.0580
-0.250 0.5901 0.01425 0.00739 -0.1022 0.5933 0.0434
0.000 0.6185 0.01337 0.00639 -0.1021 0.5795 0.0432
0.250 0.6466 0.01287 0.00572 -0.1019 0.5600 0.0434
0.500 0.6737 0.01243 0.00510 -0.1015 0.5283 0.0438
0.750 0.6974 0.01242 0.00477 -0.1008 0.4603 0.0447
1.000 0.7207 0.01277 0.00484 -0.1002 0.4087 0.0461
1.250 0.7459 0.01291 0.00480 -0.0997 0.3841 0.0475
1.750 0.7987 0.01284 0.00456 -0.0991 0.3585 0.0501
2.000 0.8249 0.01291 0.00459 -0.0988 0.3496 0.0522
2.250 0.8522 0.01293 0.00460 -0.0987 0.3431 0.0550
2.500 0.8788 0.01295 0.00462 -0.0985 0.3365 0.0593
2.750 0.9051 0.01304 0.00467 -0.0982 0.3304 0.0646
3.000 0.9325 0.01305 0.00472 -0.0981 0.3255 0.0740
3.250 0.9592 0.01310 0.00484 -0.0979 0.3202 0.1017
3.500 0.9820 0.01155 0.00517 -0.0973 0.3150 1.0000
3.750 1.0086 0.01175 0.00530 -0.0971 0.3103 1.0000
4.000 1.0352 0.01193 0.00543 -0.0969 0.3052 1.0000
4.250 1.0608 0.01218 0.00559 -0.0965 0.2996 1.0000
4.500 1.0862 0.01245 0.00579 -0.0961 0.2941 1.0000
4.750 1.1127 0.01261 0.00594 -0.0960 0.2887 1.0000
5.000 1.1380 0.01285 0.00612 -0.0956 0.2825 1.0000
5.250 1.1628 0.01312 0.00634 -0.0951 0.2764 1.0000
5.500 1.1886 0.01332 0.00652 -0.0948 0.2694 1.0000
5.750 1.2121 0.01365 0.00676 -0.0942 0.2612 1.0000
6.000 1.2372 0.01387 0.00696 -0.0939 0.2522 1.0000
6.250 1.2602 0.01421 0.00723 -0.0932 0.2420 1.0000
6.500 1.2820 0.01461 0.00754 -0.0924 0.2304 1.0000
6.750 1.3040 0.01499 0.00786 -0.0915 0.2201 1.0000
7.000 1.3244 0.01544 0.00824 -0.0905 0.2120 1.0000
7.250 1.3443 0.01589 0.00864 -0.0894 0.2056 1.0000
7.500 1.3620 0.01642 0.00911 -0.0879 0.2005 1.0000
7.750 1.3802 0.01682 0.00952 -0.0865 0.1975 1.0000
8.000 1.3972 0.01730 0.01000 -0.0849 0.1946 1.0000
8.250 1.4133 0.01785 0.01055 -0.0833 0.1921 1.0000
8.500 1.4287 0.01848 0.01116 -0.0817 0.1897 1.0000
8.750 1.4429 0.01922 0.01188 -0.0801 0.1874 1.0000
9.000 1.4598 0.01983 0.01253 -0.0788 0.1860 1.0000
9.250 1.4773 0.02043 0.01317 -0.0777 0.1849 1.0000
9.500 1.4943 0.02107 0.01385 -0.0766 0.1837 1.0000
9.750 1.5109 0.02176 0.01457 -0.0756 0.1826 1.0000
10.000 1.5272 0.02249 0.01535 -0.0745 0.1813 1.0000
10.250 1.5429 0.02327 0.01615 -0.0734 0.1800 1.0000
10.500 1.5581 0.02411 0.01701 -0.0724 0.1788 1.0000
10.750 1.5728 0.02499 0.01791 -0.0713 0.1778 1.0000
11.000 1.5873 0.02590 0.01885 -0.0703 0.1768 1.0000
11.250 1.6013 0.02685 0.01983 -0.0692 0.1758 1.0000
11.500 1.6154 0.02781 0.02081 -0.0681 0.1747 1.0000
11.750 1.6295 0.02878 0.02179 -0.0669 0.1736 1.0000
12.000 1.6444 0.02968 0.02274 -0.0660 0.1727 1.0000
12.250 1.6595 0.03057 0.02371 -0.0652 0.1718 1.0000
12.500 1.6737 0.03152 0.02474 -0.0645 0.1705 1.0000
12.750 1.6875 0.03252 0.02581 -0.0637 0.1692 1.0000
13.000 1.7007 0.03356 0.02691 -0.0629 0.1680 1.0000
13.250 1.7137 0.03463 0.02803 -0.0621 0.1667 1.0000
13.500 1.7259 0.03576 0.02921 -0.0612 0.1655 1.0000
13.750 1.7376 0.03693 0.03043 -0.0604 0.1642 1.0000
14.000 1.7488 0.03815 0.03168 -0.0595 0.1630 1.0000
14.250 1.7602 0.03933 0.03289 -0.0586 0.1617 1.0000
14.500 1.7736 0.04035 0.03389 -0.0575 0.1597 1.0000
14.750 1.7825 0.04179 0.03546 -0.0569 0.1586 1.0000
15.000 1.7906 0.04336 0.03714 -0.0563 0.1574 1.0000
15.250 1.7990 0.04494 0.03883 -0.0558 0.1560 1.0000
15.500 1.8075 0.04653 0.04050 -0.0553 0.1545 1.0000
15.750 1.8157 0.04818 0.04223 -0.0548 0.1530 1.0000
16.000 1.8236 0.04987 0.04398 -0.0544 0.1516 1.0000
16.250 1.8301 0.05173 0.04590 -0.0540 0.1500 1.0000
16.500 1.8365 0.05353 0.04772 -0.0535 0.1482 1.0000
16.750 1.8442 0.05512 0.04934 -0.0527 0.1462 1.0000
17.000 1.8484 0.05744 0.05180 -0.0527 0.1452 1.0000
17.250 1.8523 0.05983 0.05434 -0.0528 0.1438 1.0000
17.500 1.8558 0.06229 0.05691 -0.0529 0.1419 1.0000
17.750 1.8592 0.06480 0.05952 -0.0531 0.1399 1.0000
18.000 1.8610 0.06751 0.06230 -0.0533 0.1378 1.0000
18.250 1.8595 0.07057 0.06539 -0.0535 0.1353 1.0000
18.500 1.8595 0.07358 0.06851 -0.0538 0.1331 1.0000
18.750 1.8609 0.07659 0.07169 -0.0544 0.1303 1.0000
19.000 1.8593 0.07999 0.07520 -0.0550 0.1267 1.0000
19.250 1.8504 0.08437 0.07961 -0.0559 0.1231 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 320 (HANSA-BRANDENBURG II.1) AIRFOIL (goe320-il)